[发明专利]燃气涡轮发动机壁

说明书

相关申请案的交叉引用

本申请是非临时申请并且要求2012年6月13日提交的、标题为“涡轮发动机的薄膜冷却(FILM COOLING OF TURBINE ENGINES)”的美国临时专利申请序列号61/659,083的优先权，所述美国临时专利申请的全部内容据此以引用的方式并入。

技术领域

本发明的领域总体涉及涡轮发动机，并且更具体地，涉及涡轮发动机的薄膜冷却。

背景技术

在燃气涡轮发动机中，在压缩机中加压的空气与燃烧器中的燃料混合以生成热燃烧气体。能量最初是从高压涡轮机(HPT)中的气体中提取，以便对压缩机提供动力，并且随后从低压涡轮机(LPT)中的气体中提取，以便对涡轮风扇式飞机发动机应用中的风扇提供动力，或对用于海上应用和/或工业应用的外轴提供动力。

总体上，发动机效率随着燃烧气体温度的增加而提高，但增加的气体温度使得沿气体流道的各种部件的工作温度增加，这进而增加对冷却此类部件以便于延长它们的使用寿命的需求。

例如，已知的燃烧器包括在运行期间需要冷却的外部衬套和内部衬套。已知的涡轮喷嘴包括同样需要冷却的中空轮叶。在至少一些涡轮发动机中，使用压缩机放出空气对暴露于热燃烧气体的流道部件进行冷却，这随后使得发动机效率降低，因为所述放出的空气在燃烧过程中未使用。例如，至少一些已知部件引导压缩机放出空气穿过薄膜冷却孔。

至少一些已知的冷却孔是由圆柱形内孔形成，所述圆柱形内孔被定向成以浅角度穿过加热壁，从而使得冷却空气薄膜能够沿所述壁的外表面排放。以浅角度排放空气减少不期望的吹出和/或流动分离的可能性。将要进行薄膜冷却的表面积的量通常仅通过增加冷却孔的数量以及因此从其中排放的空气量来增加。然而，增加冷却空气的量使得发动机效率降低。

为改进已知冷却孔的效率，至少一些冷却孔形成为具有叉开的排放端，以便在冷却空气从冷却孔出口排放出来时，使所述冷却空气扩散。

然而，薄膜冷却孔中的扩散可能会由于扩散出口的用于防止流动分离的半角而受限。例如，在已知冷却孔内，扩散角在出口的每一侧上可限于约十度，以便防止排放冷却空气的过度膨胀，这种过度膨胀可能会导致不期望的薄膜分离。

因此，期望提供这样一种改进的薄膜冷却孔：所述改进的薄膜冷却孔可以产生增大的薄膜覆盖率，而不会增加所需冷却空气的量并且不会增加薄膜冷却空气流动分离的可能性。

发明内容

一方面，提供一种燃气涡轮发动机壁。所述壁包括其中限定有至少一个薄膜冷却孔的内表面和相对外表面。所述至少一个薄膜冷却孔包括从内表面延伸出来的倾斜入口孔和从所述倾斜入口孔的出口端横向叉开的一对通道。这对通道具有大体上恒定的宽度并且由脊部分离以便形成回飞镖形截面形状。

另一方面，提供一种燃气涡轮发动机壁。所述壁包括其中限定有至少一个薄膜冷却孔的内表面和相对外表面。所述至少一个薄膜冷却孔包括从内表面延伸出来的倾斜入口孔和从所述倾斜入口孔的出口端横向叉开的一对通道。这对通道具有基本上平坦的底并且由脊部分离以便形成回飞镖形截面形状。

附图说明

图1是包括由一排回飞镖形薄膜冷却孔冷却的各种部件的示例性燃气涡轮发动机的示意图；

图2是图1中所示并且沿线2-2所截取的回飞镖形冷却孔之一的截面图；

图3是图2中所示并且沿线3-3所截取的回飞镖形冷却孔的轴向视图；

图4是图3中所示并且沿线4-4所截取的回飞镖形出口的截面图；

图5是可用于图1中所示燃气涡轮发动机的替代薄膜冷却孔的截面图；

图6是图5中所示并且沿线6-6所截取的冷却孔的轴向视图；

图7是图6中所示并且沿线7-7所截取的出口的截面图；

图8是图1中所示并且垂直于正在进行冷却的壁的回飞镖形冷却孔之一的平面图；

图9是图5中所示并且垂直于正在进行冷却的壁的冷却孔之一的平面图。

图10是示例性深回飞镖形薄膜冷却孔的截面图；

图11是图10中所示并且垂直于正在进行冷却的壁的回飞镖形孔的平面图；

图12是图10中所示并且沿线12-12所截取的回飞镖形孔的轴向视图；

图13是可用于图1所示壁的冷却孔的替代排的图示。

图14是图1的回飞镖形薄膜冷却孔的放大轴向视图；以及

图15是图14中所示回飞镖形出口的等轴侧视图。

具体实施方式